Буран

Корабль должен был состоять из трех частей: носовой (конической), с ка­биной экипажа и рулевыми двигателями, средней (цилиндрической), с объемистым грузовым отсеком, и кормовой, с двигателями довыведения, орбитального маневрирования и топливом для них. В атмосферу аппарат должен был входить вперед коническим носом, с некоторым углом атаки этого достаточно, чтобы на тех скоростях получить определенное аэроди­намическое качество, скользящий управляемый спуск. Посадка же пред­полагалась по парашютно-ракетной системе, на выдвижные опоры-амор­тизаторы.

Предложенная схема имела колоссальное преимущество, отсутствовали крылья, большую часть времени бывшие паразитной массой. К достоин­ствам предложенной схемы можно также отнести следующее:

- имелся серьезный практический задел по спускаемым аппаратам с небольшим аэродинамическим качеством (КК "Союз", боеголовки баллистических ракет);

- имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ), позволяю­щие осуществлять мягкую посадку тяжелых объектов;

- снимались жесткие требования по точности приземления;

- отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструк­туре (в первую очередь аэродромов);

- конструкция космического корабля без крыльев и оперения по срав­нению с крылатым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности, имеет меньшую омываемую пло­щадь (что снижает массу теплозащиты), более простые алгоритмы управления, что в конечном итоге приводит к большей эффектив­ности в эксплуатации.

А к главному недостатку малую дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами (а аварийные полосы для Шаттла сооружены по всему миру, от острова Пасхи до Марокко), у нас была только территория СССР - много, но не­достаточно. И только три полосы (на Байконуре, в Крыму и у озера Ханка на Дальнем Востоке) . Сесть же на них нужно было с любого витка!

Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В общем, схема однокилевой бесхвостки с переменной стреловидностью передней кромки крыла напрашивалась, но решающим фактором стала не аэродинамика. Как раз здесь сказалось по­ложение догоняющих: к этому времени облик американской системы по­сле многократных изменений был, наконец, утвержден. И сработало клас­сическое, увы, в нашей оборонке мнение: американцы не глупее, делайте, как у них!

Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обуславливалось следую­щим: в связи с тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, в течение суток возникало достаточно много витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерго­вооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.

В дальнейшем (по техническим причинам) от использования на штатном ОК "Буран" ТРД в конце концов, отказались (испытав воздушно-реактив­ную двигательную установку в реальных атмосферных полетах самолета-аналога БТС-002), однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов (первой серии) уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием.

После необходимых доработок, транспортировки на космодром, испыта­ний и подготовки к старту, напряженный труд десятков тысяч людей завер­шился триумфом 15 ноября 1988 года.

Основные характеристики МКС "Энергия-Буран"

Орбитальный корабль "Буран":

 

РН "Энергия" (МКС в целом):

Характеристики

Зна­чение

 

Характеристики

Зна­чение

Максимальная стартовая масса (в первом полете), т

105 (79,4)

 

Стартовая масса МКС, т

2375

В т.ч.: запас окислителя (кислород), т

запас горючего (циклин), т

10,4

4,1

 

Масса ракеты-носителя, т

2270

 

Первая ступень (блок "А", 4 шт.), т

1490,4

Масса полезного груза, выводи­мого в ОК на орбиту H=200 км:

с наклонением i=50.7 , т

с наклонением i=97 , т

30

16

 

В т.ч.: запас окислителя (кисло­род), т

запас горючего (керосин РГ-1), т

886,8

341,2

 
 

Вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т

776,2

Посадочная масса ОК:

номинальная, т

максимальная, т

82

87

 

в т.ч.: запас окислителя (кисло­род), т

запас горючего (водород), т

602,3

100,7

 
 

Двигатель блока "А" (РД-171, 11Д521):

тяга на уровне моря, тс

тяга в вакууме, тс

удельный импульс на уровне моря, с

удельный импульс в вакууме, с

740

806

308,5

336,2

Масса полезного груза, возвращае­мого с орбиты в ОК:

максимальная, т

номинальная, т

20

15

 
 
 

Экипаж, человек:

на этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел)

максимальный (без катапультных кресел)

2

до 10

 
 

Двигатель блока "Ц" (4 шт.РД-0120,11Д122):

тяга на уровне моря, тс

тяга в вакууме, тс

удельный импульс на уровне моря, с

удельный импульс в вакууме, с

 
 

147,6

Продолжительность полета:

номинальная, сут

максимальная (с дополнительными баками), сут

7

30

 

190

353,2

454,7

 
 

Диапазон возможных наклонений орбит

50,7 .110

 

Геометрические характеристики МКС:

общая длина, м

максимальная ширина, м

максимальная ширина на уста­новщике, м

58,765

23,92

24,50

Высота орбиты:

рабочая круговая, км

максимальная, км

250 . 500

1000

 
 
 

Перегрузки, g:

при выведении на орбиту (макси­мальная)

при спуске в атмосферу (по номи­нальной траектории)

3

1,6

 

Геометрические характеристики РН в целом:

длина, м

максимальный поперечный раз­мер, м

58,765

17,65

 
 

Аэродинамическое качество:

на гиперзвуковых скоростях

при посадке

1,5

5

 

Геометрические характеристики первой ступени:

длина, м

диаметр баков, м

39,46

3,92

 
 

Максимальная величина бокового маневра при спуске, км

1700

 

Геометрические характеристики второй ступени:

длина, м

58,765

Посадочная скорость:

средняя (при посадочной массе 82т), км/ч

максимальная, км/ч

в первом полете, км/ч

312

360

263

 
 

диаметр баков (без теплоизоля­ции), м

7,75

 

Кратность использования (ресурс):

первая ступень, полетов

вторая ступень, полетов

10

1

 

Маршевый двигатель орбитального маневрирования 17Д12:

тяга в вакууме, тс

удельный импульс в вакууме, с

8,8

362

 
     
   

Геометрические характеристики:

     

общая длина, м

36,37

   

в том числе фюзеляжа, м

30,85

 

ширина фюзеляжа (максимальная), м

5,50

 

Размах крыла, м

23,92

 

высота на стоянке, м

16,35

 

шасси, база/колея, м

7,00/12,79

 

длина отсека полезного груза, м

18,55

 

диаметр отсека полезного груза, м

4,70?

 

Кратность использования (ресурс), полетов

100

 


Страница: